包括涡轮出口静子叶片装置的涡轮装置的制作方法

1.本公开涉及一种包括出口静子叶片装置的涡轮装置，并且具体地涉及用于燃气涡轮发动机的包括出口静子叶片装置的涡轮装置。


背景技术：

2.航空燃气涡轮发动机的涡轮装置的出口静子叶片装置的径向外部环形构件通常设置有径向向外延伸的凸耳，这些凸耳用于将燃气涡轮发动机安装到飞行器结构上，例如飞行器挂架(pylon)。涡轮装置的出口静子叶片装置的径向内部环形构件支撑轴承，涡轮可旋转地安装在该轴承中。
3.径向外部环形构件和凸耳形成相对厚重且坚硬的结构以承受从支架(mount)到飞行器结构的机械载荷并且还通过轴承支撑涡轮。出口静子叶片装置经受流出涡轮的热气体，因此径向外部环形构件和出口静子叶片装置的静叶经受热气体。径向外部环形构件和凸耳由于它们相对大的质量而相对缓慢地加热，而静叶由于它们相对小的质量而相对快速地加热，例如当燃气涡轮发动机从环境温度启动并在达到最大动力条件(例如起飞)下工作。径向外部环形构件和凸耳与静叶之间的这种热膨胀差异导致出口静子叶片装置中相对高的应力，并且相应地降低出口静子叶片装置的低周疲劳寿命。出口静子叶片装置是燃气涡轮发动机的相对昂贵的部件并且更换起来昂贵。
4.因此，本公开旨在提供一种包括减少或克服上述问题的出口静子叶片装置的涡轮装置。


技术实现要素：

5.如本公开的一个方面所述，本公开提供一种涡轮装置和一种燃气涡轮发动机。
6.根据第一方面，提供一种涡轮装置，包括涡轮转子装置、涡轮封严装置和涡轮出口静子叶片装置；
7.涡轮转子装置包括转子和从转子径向延伸并固定到转子的多个周向间隔开的涡轮转子动叶(rotor blades)，每个涡轮转子动叶在径向外端处具有涡轮护罩；
8.涡轮封严装置与涡轮转子动叶的涡轮护罩径向间隔开并围绕涡轮护罩布置；
9.涡轮出口静子叶片装置包括径向内部环形构件、同轴地围绕径向内部环形构件布置的径向外部环形构件以及在径向内部环形构件与径向外部环形构件之间径向延伸并且被固定到径向内部环形构件和径向外部环形构件的多个周向间隔开的静叶(vanes)，径向外部环形构件具有径向内表面；
10.涡轮出口静子叶片装置的静叶布置在涡轮转子装置的转子动叶的下游；
11.声衬与径向外部环形构件的径向内表面径向向内间隔开以限定在上游端具有入口且在下游端具有出口的腔室，涡轮护罩和声衬的上游端相对于彼此布置成使得在运行时涡轮护罩与涡轮封严装置之间的任何泄漏气体流流入径向外部环形构件的径向内表面与声衬之间的腔室，以管理径向外部环形构件的温度。
12.管理径向外部环形构件的温度可以指的是加热径向外部环形构件。或者，它可以指的是降低径向外部环形构件的温度。以这种方式，本公开的涡轮装置提供了热管理功能。
13.涡轮护罩的径向内表面可以以第一半径布置，涡轮封严装置以第二半径布置，声衬的上游端具有径向外表面，声衬的上游端处的径向外表面以第三半径布置，其中第三半径等于或大于第一半径且小于第二半径。
14.径向外部环形构件可以具有多个径向向内延伸挂钩，并且声衬具有多个径向向外延伸挂钩以接合径向外部环形构件上的径向向内延伸挂钩。
15.径向外部环形构件可以具有第一环形径向向内延伸挂钩和与第一环形径向向内延伸挂钩轴向间隔开的第二环形径向向内延伸挂钩。
16.声衬可以具有第一多个周向间隔开的径向向外延伸挂钩和与第一多个周向间隔开的径向向外延伸挂钩轴向间隔开的第二多个周向间隔开的径向向外延伸挂钩。
17.声衬可以包括多个周向布置的衬板。每个衬板可以具有周向间隔开的边缘，周向间隔开的边缘的形状对应于静叶的形状。每个衬板可以在上游端具有至少一个径向向外延伸挂钩，并且在下游端具有至少一个径向向外延伸挂钩。每个衬板可以在上游端具有两个沿周向间隔开的径向向外延伸挂钩，在下游端具有两个沿周向间隔开的径向向外延伸挂钩。
18.径向外部环形构件的径向内表面可以具有从其径向向内延伸的至少一个传热增强构造。至少一个传热增强构造可以布置在第一环形径向向内延伸挂钩与第二环形径向向内延伸挂钩之间。径向外部环形构件的径向内表面可以具有从其径向向内延伸的至少一个周向延伸肋。径向外部环形构件的径向内表面可以具有从其径向向内延伸的多个轴向间隔开的周向延伸肋。可以具有一个或多个环形肋。该环形肋或每个环形肋可以位于静叶前缘的上游或静叶后缘的下游。径向外部环形构件的径向内表面可以具有从其径向向内延伸的多个基座(pedestals)。基座可以布置成多个轴向间隔开的行。基座的横截面可以是圆形、三角形、正方形、矩形或其他合适的形状。
19.声衬的径向外表面可以具有从其径向向外延伸的至少一个传热增强构造。至少一个传热增强构造可以布置在第一多个周向间隔开的径向向外延伸挂钩与第二多个周向间隔开的径向向外延伸挂钩之间。声衬的径向外表面可具有从其径向向外延伸的至少一个周向延伸肋。声衬的径向外表面可以具有从其径向向外延伸的多个轴向间隔开的周向延伸肋。声衬的径向外表面可以具有从其径向向外延伸的多个基座。基座可以布置成多个轴向间隔开的行。基座的横截面可以是圆形、三角形、正方形、矩形或其他合适的形状。
20.径向外部环形构件的径向内表面上的肋可以与声衬的径向外表面上的肋轴向交替布置。径向外部环形构件的径向内表面上的基座的行可以与声衬的径向外表面上的基座的行轴向交替地布置。径向外部环形构件的径向内表面上的基座的行中的基座可以相对于声衬上的基座的行中的基座周向交错。
21.径向外部环形构件的径向内表面上的肋可以与声衬外表面上的基座的行轴向交替地布置。径向外部环形构件的径向内表面上的基座的行可以与声衬的径向外表面上的肋轴向交替地布置。基座的横截面可以是圆形、三角形、正方形、矩形或其他合适的形状。
22.声衬的上游端可以径向向外弯曲，使得声衬的径向内表面和声衬的径向外表面沿上游方向径向向外弯曲。
23.声衬的下游端可以径向向内弯曲，使得声衬的径向内表面和声衬的径向外表面沿下游方向径向向内弯曲。
24.径向外部环形构件可以具有径向向外延伸的至少一个凸缘或径向向外延伸的至少一个凸耳(1ug)，由此在运行时至少一个凸缘或至少一个凸耳固定到飞行器挂架(aircraft pylon)。
25.径向外部环形构件可以具有第一径向向外延伸的凸缘和与第一径向向外延伸的凸缘轴向间隔开的第二径向向外延伸的凸缘，由此在运行时凸缘固定到飞行器挂架。
26.径向外部环形构件可以具有第一径向向外延伸的凸耳和与第一径向向外延伸的凸耳轴向间隔开的第二径向向外延伸的凸耳，由此在运行时凸耳固定到飞行器挂架。
27.支撑结构可以从径向内部环形构件径向向内延伸并且该支撑结构支撑轴承，该轴承可旋转地安装涡轮转子装置的转子。
28.径向内部环形构件可以具有径向外表面，第二声衬与径向内部环形构件的径向外表面径向向外间隔开以限定腔室，该腔室在上游端具有入口并且在下游端具有出口。
29.径向内部环形构件可以具有多个径向向外延伸挂钩并且第二声衬具有多个径向向内延伸挂钩以接合径向内部环形构件上的径向向外延伸挂钩。
30.径向内部环形构件可以具有第一环形径向向外延伸挂钩和与第一环形径向向外延伸挂钩轴向间隔开的第二环形径向向外延伸挂钩。
31.第二声衬可以具有第一多个周向间隔开的径向向内延伸挂钩和与第一多个周向间隔开的径向向内延伸挂钩轴向间隔开的第二多个周向间隔开的径向向内延伸挂钩。
32.第二声衬可以包括多个周向布置的衬板。每个衬板可以具有周向间隔开的边缘，周向间隔开的边缘的形状对应于静叶(vane)的形状。每个衬板可以在上游端具有至少一个径向向内延伸挂钩，并且在下游端具有至少一个径向向内延伸挂钩。每个衬板可以在上游端具有两个周向间隔开的径向向内延伸挂钩，并且在下游端具有两个周向间隔开的径向向内延伸挂钩。
33.径向内部环形构件的径向外表面可以具有从其径向向外延伸的至少一个传热增强构造。至少一个传热增强构造可以布置在第一环形径向向外延伸挂钩与第二环形径向向外延伸挂钩之间。径向内部环形构件的径向外表面可以具有从其径向向外延伸的至少一个周向延伸肋。径向内部环形构件的径向外表面可以具有从其径向向外延伸的多个轴向间隔开的周向延伸肋。可以具有一个或多个环形肋。该环形肋或每个环形肋可以位于静叶前缘的上游或静叶后缘的下游。径向内部环形构件的径向外表面可以具有从其径向向外延伸的多个基座。基座可以布置成多个轴向间隔开的行。基座的横截面可以是圆形、三角形、正方形、矩形或其他合适的形状。
34.第二声衬的径向内表面可以具有从其径向向内延伸的至少一个传热增强构造。至少一个传热增强构造可以布置在第一多个周向间隔开的径向向内延伸挂钩与第二多个周向间隔开的径向向内延伸挂钩之间。第二声衬的径向内表面可以具有从其径向向内延伸的至少一个周向延伸肋。第二声衬的径向内表面可以具有从其径向向内延伸的多个轴向间隔开的周向延伸肋。第二声衬的径向内表面可以具有从其径向向内延伸的多个基座。基座可以布置成多个轴向间隔开的行。基座的横截面可以是圆形、三角形、正方形、矩形或其他合适的形状。
35.径向内部环形构件的径向外表面上的肋可以与第二声衬的径向内表面上的肋轴向交替布置。径向内部环形构件的径向外表面上的基座的行可以与第二声衬的径向内表面上的基座的行轴向交替布置。径向内部环形构件的径向外表面上的基座的行中的基座可以相对于第二声衬上的基座的行中的基座周向交错。径向内部环形构件的径向外表面上的肋可以与第二声衬的径向内表面上的基座的行轴向交替地布置。径向内部环形构件的径向外表面上的基座的行可以与第二声衬的径向内表面上的肋轴向交替地布置。基座的横截面可以是圆形、三角形、正方形、矩形或其他合适的形状。
36.每个涡轮转子动叶可以包括翼部(aerofoil)和在翼部的径向内端处的平台(platform)，每个涡轮静叶具有至少一个内部冷却剂通道，每个涡轮转子动叶的至少一个内部冷却剂通道具有在平台的径向内侧的出口，涡轮转子动叶和声衬的上游端相对于彼此布置成使得在运行时离开每个涡轮转子动叶的至少一个冷却剂通道的任何冷却剂流入径向内部环形构件的径向外表面与第二声衬之间的腔室中。
37.涡轮转子动叶的平台和第二声衬的上游端可以相对于彼此布置成使得在运行时离开每个涡轮转子动叶的至少一个冷却剂通道的任何冷却剂流入径向内部环形构件的径向外表面与第二声衬之间的腔室中。
38.离开每个涡轮转子动叶的至少一个冷却剂通道的任何冷却剂可以流入径向内部环形构件的径向外表面与声衬之间的腔室以管理径向内部环形构件的温度。
39.每个涡轮转子动叶可以包括翼部、位于翼部径向内端处的平台和位于平台下方的叶柄(shank)，涡轮转子动叶的至少一部分的平台具有贯穿其中的孔(aperture)，在周向相邻的涡轮转子动叶的叶柄之间限定出多个空间，周向相邻的涡轮转子动叶的平台和转子、涡轮转子动叶和第二声衬的上游端相对于彼此布置成使得在运行时空间中的任何气体流入径向内部环形构件的径向外表面和第二声衬之间的腔室中。
40.涡轮转子动叶的平台和第二声衬的上游端可以相对于彼此布置成使得在运行时空间中的任何气体流入径向内部环形构件的径向外表面与第二声衬之间的腔室中。
41.流入上述空间中的任何气体可以流入径向内部环形构件的径向外表面与第二声衬之间的腔室以管理径向内部环形构件的温度。
42.可以在转子的下游面与支撑结构的上游面之间布置有盘腔(disc cavity)，支撑结构连接到径向内部环形构件，盘腔布置成径向向外并沿下游方向将冷却剂供应到位于内部径向内部环形构件的径向外表面与第二声衬之间的腔室中。
43.从盘腔供应的任何冷却剂可以冷却径向内部环形构件。
44.涡轮转子动叶的平台的下游端处的径向外表面以第五半径布置，第二声衬具有径向内表面并且第二声衬的上游端处的径向内表面以第六半径布置，其中第六半径等于或小于第五半径。
45.根据第二方面，提供了一种涡轮装置，包括涡轮转子装置、涡轮封严装置和涡轮出口静子叶片装置；
46.涡轮转子装置包括转子和从转子径向延伸并固定到转子的多个周向间隔开的涡轮转子动叶，每个涡轮转子动叶在径向外端处具有涡轮护罩，涡轮护罩具有径向内表面，涡轮护罩的径向内表面以第一半径布置；
47.涡轮封严装置与涡轮护罩径向间隔开并围绕涡轮护罩布置，涡轮封严装置以第二
半径布置；
48.涡轮出口静子叶片装置包括径向内部环形构件、同轴地围绕径向内部环形构件布置的径向外部环形构件以及在径向内部环形构件与径向外部环形构件之间径向延伸并且被固定到径向内部环形构件和径向外部环形构件的多个周向间隔开的静叶，径向外部环形构件具有径向内表面；
49.涡轮出口静子叶片装置的静叶布置在涡轮转子装置的转子动叶的下游；
50.声衬与径向外部环形构件的径向内表面径向向内间隔开以限定在上游端具有入口并且在下游端具有出口的腔室，声衬的上游端具有径向外表面，声衬上游端的径向外表面以第三半径布置，其中第三半径等于或大于第一半径并且小于第二半径。
51.根据第三方面，提供了一种涡轮转子装置和一种涡轮出口静子叶片装置；
52.涡轮转子装置包括转子和从转子径向延伸并固定到转子的多个周向间隔开的涡轮转子动叶，每个涡轮转子动叶包括翼部和在翼部的径向内端处的平台；
53.涡轮出口静子叶片装置包括径向内部环形构件、同轴地围绕径向内部环形构件布置的径向外部环形构件、在径向内部环形构件与径向外部环形构件之间径向延伸并固定到径向内部环形构件和径向外部环形构件的多个周向间隔开的静叶，该径向内部环形构件具有径向外表面；
54.涡轮出口静子叶片装置的静叶布置在涡轮转子装置的转子动叶的下游；
55.声衬与径向内部环形构件的径向外表面径向向外间隔开以限定在上游端具有入口并且在下游端具有出口的腔室，使得在运行时流体流入腔室径向内部环形构件的径向外表面与声衬之间的腔室，以控制径向内部环形构件的温度。
56.根据第四方面，提供了一种燃气涡轮发动机，其包括根据第一方面、第二方面或第三方面的涡轮装置。
57.根据第五方面，提供了一种用于飞行器的燃气涡轮发动机，该燃气涡轮发动机包括：
58.发动机核心机(engine core)，包括涡轮、压气机和将涡轮与压气机连接的核心机轴(core shaft)；
59.风扇(fan)，位于发动机核心机的上游，风扇包括多个扇叶(fan blades)；以及
60.齿轮箱，接收来自核心机轴的输入并向风扇输出驱动，从而以低于核心机轴的转速驱动风扇，
61.涡轮包括涡轮转子装置、涡轮封严装置和涡轮出口静子叶片装置；
62.涡轮转子装置包括转子和从转子径向延伸并固定到转子的多个周向间隔开的涡轮转子动叶，每个涡轮转子动叶在径向外端处具有涡轮护罩；
63.涡轮封严装置与涡轮转子动叶的涡轮护罩径向间隔开并围绕涡轮护罩布置；
64.涡轮出口静子叶片装置包括径向内部环形构件、同轴地围绕径向内部环形构件布置的径向外部环形构件以及在径向内部环形构件与径向外部环形构件之间径向延伸并固定到径向内部环形构件和径向外部环形构件的多个周向间隔开的静叶，径向外部环形构件具有径向内表面；
65.涡轮出口静子叶片装置的静叶布置在涡轮转子装置的转子动叶的下游；
66.声衬与径向外部环形构件的径向内表面径向向内间隔开以限定在上游端具有入
口并且在下游端具有出口的腔室，涡轮护罩和声衬的上游端相对于彼此布置成使得在运行时涡轮护罩与涡轮封严装置之间的任何泄漏气体流流入径向外部环形构件的径向内表面与声衬之间的腔室，以管理径向外部环形构件的温度。
67.本领域技术人员将理解，除了相互排斥的情况外，关于上述任一方面描述的特征或参数可以应用于任何其他方面。此外，除非相互排斥，本文描述的任何特征或参数可以应用于任何方面和/或与本文描述的任何其他特征或参数组合。
附图说明
68.现在将参考附图仅以示例的方式描述实施例，其中：
69.图1是燃气涡轮发动机的截面侧视图。
70.图2是图1所示低压涡轮的放大截面图。
71.图3是图2所示低压涡轮的局部的进一步放大截面图。
72.图4是沿图3中箭头c的方向的视图。
73.图5是沿图3中箭头d的方向的视图，其中移除了径向外部环形构件。
74.图6是图2所示的低压涡轮的局部的进一步放大的替代横截面图。
75.图7是沿图6中箭头e方向的视图，其中移除了径向外部环形构件。
76.图8是沿图6中箭头e方向的替代视图，其中移除了径向外部环形构件。
77.图9是图1所示的低压涡轮的替代放大横截面图。
78.图10是沿图9中箭头j方向的视图。
79.图11是沿图9中箭头k方向的视图，其中移除了径向内部环形构件。
80.图12是图1所示的低压涡轮的替代放大横截面图。
81.图13是图1所示的低压涡轮的替代实施例的放大横截面图，其具有通向由声衬和径向外部环形构件的径向内表面限定的腔室的较窄入口。
82.图14是图1所示的低压涡轮的另一个实施例的放大横截面图，其中静子叶片装置位于涡轮转子装置和涡轮出口静子叶片装置之间。静子叶片装置是一排静止的翼部之一。
83.图15是替代的径向外部环形构件装置和声衬的放大横截面图。其包括孔以通过碰撞(impingement)增强热传递。
84.下表列出了附图中使用的附图标记及其所指的特征：
85.86.87.88.89.90.91.具体实施方式
92.现在将参考附图讨论本公开的方面和实施例。进一步的方面和实施例对于本领域技术人员将是显而易见的。
93.图1示出了具有主旋转轴线9的燃气涡轮发动机10。发动机10包括进气口12和产生内涵气流a和外涵气流b这两种气流的推进风扇23。燃气涡轮发动机10包括接收内涵气流a的核心机11。发动机核心机11包括轴流串联的低压压气机14、高压压气机15、燃烧设备16、高压涡轮17、低压涡轮19和内涵排气喷管20。短舱21围绕燃气涡轮发动机10并限定外涵道22和外涵排气喷管18。外涵气流b流过外涵道22。风扇23通过轴26和行星齿轮箱30附接到低压涡轮19并由低压涡轮19驱动。
94.在使用时，内涵气流a被低压压气机14加速和压缩并且被引导到发生进一步压缩的高压压气机15中。从高压压气机15排出的压缩空气被引导到燃烧设备16中，与燃料混合并且混合物燃烧。所产生的热燃烧产物随后膨胀，在通过喷管20排出之前通过高压涡轮17和低压涡轮19并驱动高压涡轮17和低压涡轮19，以提供一些推进推力。高压涡轮17通过合适的互连轴27驱动高压压气机15。风扇23通常提供大部分推进推力。行星齿轮箱30是减速齿轮箱。
95.注意，本文采用的术语“低压涡轮”和“低压压气机”可以分别表示最低压力涡轮级和最低压力压气机级(即，不包括风扇23)和/或通过互连轴26以发动机中最低转速连接在一起的涡轮级和压气机级(即，不包括驱动风扇23的齿轮箱输出轴)。在一些文献中，本文所指的“低压涡轮”和“低压压气机”可替代地可以称为“中压涡轮”和“中压压气机”。在使用这种替代命名法的情况下，风扇23可以被称为第一或最低压力压缩级。
96.低压涡轮17包括涡轮转子装置42、涡轮封严装置44和涡轮出口静子叶片装置46，如图2至图5所示。
97.涡轮转子装置42包括转子48和从转子48径向延伸并固定到转子48的多个周向间隔开的涡轮转子动叶50。每个涡轮转子动叶50包括叶根52、叶柄54、平台56、翼部58和涡轮护罩60。每个涡轮转子动叶50的叶根52位于转子48的轮缘62中的槽64中。转子48包括通过
紧固件固定在一起的一个或多个轴向间隔开的盘(disc)，或者可以包括一体式鼓(unitary drum)。在转子48包括多个盘的情况下，每个盘具有多个周向间隔开的涡轮转子动叶50，涡轮转子动叶50从各自的盘径向延伸并固定到各自的盘。
98.涡轮封严装置44与涡轮转子动叶50的涡轮护罩60径向间隔开并围绕涡轮护罩60布置。涡轮封严装置44安装到涡轮机匣66上。
99.涡轮出口静子叶片装置46包括径向内部环形构件68、同轴地围绕径向内部环形构件68布置的径向外部环形构件70和多个周向间隔开的静叶72，静叶72在径向内部环形构件68和径向外部环形构件70之间径向延伸并固定到径向内部环形构件68和径向外部环形构件70。
100.虽然径向外部环形构件70围绕径向内部环形构件68同轴布置，但同轴布置可以包括一些偏心并保持其功能的情形。
101.径向外部环形构件70具有径向内表面74。涡轮出口静子叶片装置46的静叶72布置在涡轮转子装置42的转子动叶50的下游，特别是布置在涡轮转子装置42的转子动叶50的最靠下游一行的下游。
102.径向外部环形构件70具有至少一个径向向外延伸的凸缘，或至少一个径向向外延伸的凸耳71，由此在运行时，至少一个凸缘或至少一个凸耳71通过至少一个销73a固定至飞行器挂架73。径向外部环形构件70可以具有第一径向向外延伸的凸缘7la和与第一径向向外延伸的凸缘71a轴向间隔开的第二径向向外延伸的凸缘71b，由此在运行时凸缘71a和71b固定到飞行器挂架73。凸缘71a和71b可以在两个周向间隔开的点处连接到飞行器挂架73。或者，径向外部环形构件70可以具有第一径向向外延伸的凸耳71a和第二径向向外延伸的凸耳71b，第二径向向外延伸的凸耳71b与第一径向向外延伸的凸耳71a轴向间隔开，由此在运行时凸耳71a和71b固定到飞行器挂架73。或者，径向外部环形构件70可以具有第一径向向外延伸的凸耳71a、与第一径向向外延伸凸耳71a轴向间隔开的第二径向向外延伸的凸耳71b、第三径向向外延伸的凸耳(未示出)以及第四径向向外延伸的凸耳(未示出)，第三径向向外延伸的凸耳布置在与第一径向向外延伸的凸耳71a相同的垂直于旋转轴9的平面但与第一径向向外延伸的凸耳71a周向间隔开，第四径向向外延伸的凸耳(未示出)布置在与第二径向向外延伸的凸耳71b相同的垂直于旋转轴9的平面但与第二径向向外延伸的凸耳71b周向间隔开，由此在运行时第一凸耳、第二凸耳、第三凸耳和第四凸耳中的每一个固定到飞行器挂架73。
103.支撑结构69从径向内部环形构件68径向向内延伸并且支撑结构69支撑轴承67。转子48连接到轴26。轴承67可旋转地安装涡轮转子装置42的转子48，尤其是，轴承67可旋转地安装轴26的下游端。如上所述，轴26将低压涡轮17连接到中压压气机14并将低压涡轮17连接到行星齿轮箱30的太阳轮28。轴承67可以是滚柱轴承(roller bearing)或滚珠轴承(ball bearing)。
104.声衬76与径向外部环形构件70的径向内表面74径向向内间隔开，以限定腔室78，腔室78在声衬76的上游端具有入口80，并且在声衬76的下游端具有出口82。涡轮护罩60和声衬76的上游端相对于彼此布置成在运行时涡轮护罩60和涡轮封严装置44之间的任何泄漏气体流流入径向外部环形构件70的径向内表面74和声衬76之间的腔室78中，以管理径向外部环形构件70的温度。涡轮护罩60具有径向向外延伸的翅片61，其与涡轮封严装置44形
成封严。涡轮封严装置44例如包括蜂窝结构45，其接合到实心背衬构件47，并且涡轮护罩60的翅片61布置成与蜂窝结构45摩擦或与蜂窝结构45形成小间隙。可替代地，涡轮封严装置44包括接合到实心背衬构件47的耐磨材料45，并且涡轮护罩60的翅片61被布置成与耐磨材料45摩擦或与耐磨材料形成小间隙。可以具有多个轴向间隔开的翅片61以与涡轮封严装置44的蜂窝结构45或耐磨材料45形成迷宫式封严。
105.如图3所示，涡轮护罩60下游端处的径向内表面59以第一半径r1布置，涡轮封严装置44以第二半径r2布置，声衬76具有径向外表面84，位于声衬76上游端处的径向外表面84以第三半径r3布置，其中第三半径r3等于或大于第一半径r1且小于第二半径r2。涡轮护罩60的下游端处的径向外表面63以第四半径r4布置。第三半径r3可以等于或大于第四半径r4。半径r1、r2、r3和r4是相对于旋转轴线9测量的。
106.径向外部环形构件70具有多个径向向内延伸的挂钩86，声衬76具有多个径向向外延伸的挂钩88，以接合径向外部环形构件70上的径向向内延伸的挂钩86。径向外部环形构件70具有第一环形径向向内延伸挂钩86a和与第一环形径向向内延伸挂钩86a轴向间隔开的第二环形径向向内延伸挂钩86b。声衬76具有第一多个周向间隔开的径向向外延伸挂钩88a和与第一多个周向间隔开的径向向外延伸挂钩88a轴向间隔开的第二多个周向间隔开的径向向外延伸挂钩88b。声衬76包括多个周向布置的衬板75。每个衬板75具有周向间隔开的边缘77，并且周向间隔开的边缘77的形状对应于静叶72的形状。每个衬板75在上游端具有至少一个径向向外延伸挂钩88a并且在下游端具有至少一个径向向外延伸挂钩88b。每个衬板75可以在上游端具有两个周向间隔开的径向向外延伸挂钩88a并且在下游端具有两个周向间隔开的径向向外延伸挂钩88b。
107.如果需要，径向外部环形构件70可以以不涉及使用挂钩的方式与声衬76接合，即它们可以使用替代布置接合，例如使用凸缘和螺栓接头等。
108.声衬76的上游端径向向外弯曲，使得声衬76的径向内表面和声衬76的径向外表面沿上游方向径向向外弯曲。
109.声衬76的下游端径向向内弯曲，使得声衬76的径向内表面和声衬76的径向外表面沿下游方向径向向内弯曲。声衬76下游端的这种弯曲使得离开腔室78的热废气流能够以空气动力学上有效的方式返回到通过静叶72下游的燃气涡轮发动机10的流动路径。
110.在运行时，涡轮护罩60与涡轮封严装置44之间的热废气g的过叶尖泄漏流(over tip leakage flow)流入径向外部环形构件70的径向内表面74与声衬76之间的腔室78，以管理径向外部环形构件70的温度。在涡轮护罩60与涡轮封严装置44之间流动的热废气h比已经在涡轮动叶50的末级的翼部58的表面之间通过和越过这些表面通过的热废气的平均离开温度更热，因为过叶尖泄漏流中的热废气流没有从其提取任何功。这意味着这些热废气h对于加热径向外部环形构件70具有更大的热势，并且这些热废气与径向外部环形构件70的径向内表面74紧邻地被输送。声衬76限定将这些热废气h引导到紧邻径向外部环形构件70的径向内表面74的气道。此外，离开腔室78的热废气i以受控方式被引导到通过涡轮出口静子叶片装置46的静叶72的下游的燃气涡轮发动机10的流动路径中，并减少涡轮出口静子叶片装置46的静叶72之间的流动中的压力损失，从而减少燃气涡轮发动机10的燃料单耗。在现有技术装置中，过叶尖泄漏流中的热废气通常以不受控制的方式回混(mix back)到通过涡轮出口静子叶片装置的上游的燃气涡轮发动机的流动路径中，使得涡轮出口导叶
的叶片之间的流中的压力损失增加，因此增加了燃料单耗。由流过腔室78的热废气提供的热量加热径向外部环形构件70并导致径向外部环形构件70径向向外膨胀和/或增加径向外部环形构件70径向向外膨胀的速率，因此减小了涡轮出口静子叶片装置46上的应力，相应地增加了涡轮出口静子叶片装置46的低周疲劳寿命。
111.如图3所示，径向外部环形构件70的径向内表面74具有从其径向向内延伸的至少一个传热增强构造90。至少一个传热增强构造90轴向布置在第一环形径向向内延伸挂钩86a与第二环形径向向内延伸挂钩86b之间。径向外部环形构件70的径向内表面74可以具有从其径向向内延伸的至少一个周向延伸肋。径向外部环形构件70的径向内表面74可以具有从其径向向内延伸的多个轴向间隔开的周向延伸肋。一个或多个肋可以为环形肋。该环形肋或每个环形肋位于静叶72前缘的上游或静叶72后缘的下游。在静叶前缘与静叶72后缘之间轴向布置的肋在两个相邻的静叶72之间周向延伸。径向外部环形构件70的径向内表面74可以具有从其径向向内延伸的多个基座。基座可以布置成多个轴向间隔开的行。肋、多个肋和/或基座形成传热增强构造。衬板75的径向外表面84没有任何传热增强构造，如图5中最上面的衬板75所示。增强构造，例如图3中所示的肋和/或基座90增加了向径向外部环形构件70的热传递，例如增加了径向外部环形构件70加热的速率。
112.声衬76的衬板75的径向外表面84可以具有从其径向向外延伸的至少一个传热增强构造92，如图5中最下方的衬板75所示。至少一个传热增强构造92布置在第一多个周向间隔开的径向向外延伸挂钩88a与第二多个周向间隔开的径向向外延伸挂钩88b之间。声衬76的衬板75的径向外表面84可以具有从其径向向外延伸的至少一个周向延伸肋。声衬76的衬板75的径向外表面84可以具有从其径向向外延伸的多个轴向间隔开的周向延伸肋。一个或多个肋可以为环形肋，特别是在周向相邻的衬板75上的周向延伸肋对齐以形成环形肋。该环形肋或每个环形肋位于静叶72前缘的上游或静叶72后缘的下游。在静叶前缘与静叶72后缘之间轴向布置的肋在两个相邻的静叶72之间周向延伸。声衬76的衬板75的径向外表面84可以具有从其径向向外延伸的多个基座。基座可以布置成多个轴向间隔开的行。增强构造，例如图3中所示的肋和/或基座92，增加了向径向外部环形构件70的热传递，例如增加了径向外部环形构件70的加热速率。
113.图6示出了一种布置，其中径向外部环形构件70的径向内表面74具有从其径向向内延伸的至少一个传热增强构造90，并且声衬76的衬板75的径向外表面84可以具有从其径向向外延伸的至少一个传热增强构造92。
114.图7示出了一种布置，其中径向外部环形构件70的径向内表面74上的肋与声衬76的衬板75的径向外表面84上的肋轴向交替布置。
115.图8示出了一种布置，其中径向外部环形构件70的径向内表面74上的基座的行与声衬76的衬板75的径向外表面84上的基座的行轴向交替布置。径向外部环形构件70的径向内表面74上的基座的行中的基座相对于声衬76的衬板面板75上的基座的行中的基座周向交错。增强构造，例如图3中所示的肋和/或基座92，增加了向径向外部环形构件70的热传递，例如增加了径向外部环形构件70的加热速率。
116.在未示出的另一种布置中，径向外部环形构件的径向内表面上的肋可以与声衬的外表面上的基座的行轴向交替地布置。在未示出的又一装置中，径向外部环形构件的径向内表面上的基座的行可以与声衬的径向外表面上的肋轴向交替地布置。增强构造增加了向
径向外部环形构件70的热传递，例如增加了径向外部环形构件70的加热速率。
117.限定在声衬与径向外部环形构件之间的腔室允许流过涡轮护罩与涡轮封严装置之间的间隙的相对热的废气流管理径向外部环形构件的温度，并且增强构造使向径向外部构件的热传递最大化，使得径向外部环形构件更紧密地匹配静叶的膨胀，从而降低应力水平。声衬还可以有助于涡轮动叶包容性(turbine blade containment)，这使得径向外部环形构件的厚度能够减小，从而减小径向外部环形构件的质量和刚度，并且使径向外部环形构件能够更快地加热，从而减少热疲劳应力。
118.图9至图11示出了低压涡轮17的替代布置，其也包括涡轮转子装置42、涡轮封严装置44和涡轮出口静子叶片装置46。图9至图11的布置与图2至图5所示的布置基本相同，并且用相同的标记表示相同的部件。图9至图11与图2至5的布置的不同之处在于，第二声衬94从径向内部环形构件68的径向外表面96径向向外间隔开，以限定第二腔室98，该第二腔室在声衬94的上游端具有入口100并且在第二声衬94的下游端具有出口102。
119.涡轮转子动叶50和第二声衬94的上游端相对于彼此布置成使得在运行时已经流过涡轮转子动叶50内的内部冷却剂通道的冷却剂流入径向内部环形构件68的径向外表面74与第二声衬94之间的第二腔室98。如果冷却剂比径向内部环形构件68热，则冷却剂可以加热径向内部环形构件68，或者如果冷却剂比径向内部环形构件68冷，则冷却剂可以冷却径向内部环形构件68。涡轮转子动叶50设置有冷却剂通道出口，冷却剂通道出口径向布置在涡轮转子动叶50的平台56下方并且在涡轮转子动叶50的下游端处，已经流过涡轮转子动叶50内的内部冷却剂通道的冷却剂流入径向内部环形构件68的径向外表面74与第二声衬94之间的第二腔室98以加热或冷却径向内部环形构件68。
120.涡轮转子动叶50的平台56的下游端处的径向外表面57以第五半径r5布置，第二声衬94具有径向内表面93并且在第二声衬94上游端处的径向内表面93以第六半径r6布置，其中第六半径r6等于或小于第五半径r5。涡轮转子动叶50的平台56的下游端处的径向内表面55以第七半径r7布置，并且第六半径r6等于或小于第七半径r7。半径r5、r6和r7是相对于旋转轴线9测量的。
121.径向内部环形构件68具有多个径向向外延伸的挂钩104，并且第二声衬94具有多个径向向内延伸的挂钩106以接合径向内部环形构件68上的径向向内延伸的挂钩104。径向内部环形构件68具有第一环形径向向外延伸挂钩104和与第一环形径向向内延伸挂钩104轴向间隔开的第二环形径向向外延伸挂钩104。第二声衬94具有第一多个周向间隔开的径向向内延伸挂钩106a和与第一多个周向间隔开的径向向内延伸挂钩106a轴向间隔开的第二多个周向间隔开的径向向内延伸挂钩106b。第二声衬94包括多个周向布置的衬板95。每个衬板95具有周向间隔开的边缘97，并且周向间隔开的边缘97的形状对应于静叶72的形状。每个衬板95在上游端具有至少一个径向向内延伸挂钩106a并且在下游端具有至少一个径向向内延伸挂钩106b。每个衬板95可以在上游端具有两个周向间隔开的径向向内延伸挂钩106a并且在下游端具有两个周向间隔开的径向向内延伸挂钩106b。
122.径向内部环形构件68和/或第二声衬94可以具有如参考径向外部环形构件70和/或声衬76上使用的传热增强构造所描述的传热增强构造，例如周向延伸的肋或多行基座或周向延伸的肋和多行基座。
123.或者，冷却空气从转子48的下游面与支撑结构69的上游面之间的盘腔112径向向
外供应，然后沿下游方向供应到第二腔室98中以冷却径向内部环形构件68。又一替代方案是在涡轮转子动叶50的平台56中设置孔114，以将通过涡轮转子动叶50的流动路径中的热废气与位于平台56的径向下方、位于转子48的盘柱(disc post)的径向上方以及周向地位于涡轮转子动叶50的叶柄54之间的空间116连接，使得热废气能够径向向内流入空间116中，然后沿下游方向流入第二腔室98中，以管理径向内部环形构件68的温度。
124.图12示出了低压涡轮17的替代布置，其也包括涡轮转子装置42、涡轮封严装置44和涡轮出口静子叶片装置46。图12的布置与图9至图11所示的布置基本相同，并且用相同的标记表示相同的部件。图12中的布置的不同之处在于声衬76和第二声衬94分别设置有孔108和110。孔108径向延伸穿过声衬76并将腔室78与通过涡轮出口静子叶片装置46的流动路径中的气体互连。类似地，孔110径向延伸穿过第二声衬94并将第二腔室98与通过涡轮出口静子叶片装置46的流动路径中的气体互连。声衬76中的孔108和第二声衬94中的孔110使得气体能够从通过涡轮出口静子叶片装置46的流动路径分别流入腔室78和第二腔室98中。流过孔108进入腔室78的气体降低了涡轮护罩60与涡轮封严装置44之间的热废气g的过叶尖泄漏流的加热效果。流过孔110进入第二腔室98的气体可以降低流出涡轮转子动叶50的冷却空气的加热效果，降低从盘腔112流出的冷却空气的冷却效果，或者降低已经流过孔114和空间116的热气的加热效果。
125.在图5至11和图12中，流体被供应到第二腔室98中以管理径向内部环形构件68的温度。
126.图13示出了图12所示的低压涡轮17的替代布置，但替代之处仅在于具有由声衬和径向外部环形构件的径向内表面限定的腔室的较窄入口，即入口被部分封严。
127.图14示出了替代的低压配置，其中静止的一排翼部200位于最后的动叶和涡轮出口静叶之间。
128.图15示出了替代的声衬配置，其特征在于孔108使得气体路径流能够通过碰撞(impingement)以更有效的方式加热径向外部环形构件70，即通过具有小孔108，快速移动的喷射气流将使得通过增加传热系数热量来提高热提取。
129.尽管本公开涉及在径向外部环形构件上使用径向向内延伸挂钩和在声衬上使用径向向外延伸挂钩以将声衬安装在径向外部环形构件上，但是同样可以使用其他安装方式。例如，可以使用螺栓连接的径向螺母和螺栓(紧固件)和/或带有螺栓和螺母(紧固件)的径向凸缘。
130.尽管本公开涉及固定到飞行器挂架或其他飞行器结构的径向外部环形构件，但同样可能的是径向外部环形构件不固定到飞行器挂架或飞行器结构。
131.尽管本公开涉及从径向内部环形构件径向向内延伸以支撑轴承的支撑结构，但同样可能不提供从径向内部环形构件径向向内延伸的支撑结构。另外一个方式可以使用向内延伸但不支撑轴承的支撑结构。
132.以上已经描述了本公开的涡轮装置用于燃气涡轮发动机，然而该技术适用于其他发动机，包括直接驱动涡轮，并且它可以用于工业或海洋环境。
133.应当理解，本发明不限于上述实施例，并且在不脱离本文描述的概念的情况下可以进行各种修改和改进。

技术特征：
1.一种涡轮装置，包括涡轮转子装置(42)、涡轮封严装置(44)和涡轮出口静子叶片装置(46)；所述涡轮转子装置(42)包括转子和从所述转子径向延伸并固定到所述转子的多个周向间隔开的涡轮转子动叶，每个涡轮转子动叶在径向外端处具有涡轮护罩(60)；所述涡轮封严装置(44)与所述涡轮转子动叶的所述涡轮护罩径向间隔开并围绕所述涡轮护罩布置；所述涡轮出口静子叶片装置(46)包括径向内部环形构件(68)、同轴地围绕所述径向内部环形构件布置的径向外部环形构件(70)以及在所述径向内部环形构件与所述径向外部环形构件之间径向延伸并且被固定到所述径向内部环形构件和所述径向外部环形构件的多个周向间隔开的静叶(72)，所述径向外部环形构件具有径向内表面；所述涡轮出口静子叶片装置(46)的静叶布置在所述涡轮转子装置(42)的转子动叶(50)的下游；声衬(76)与所述径向外部环形构件的所述径向内表面(74)径向向内间隔开以限定在上游端具有入口(80)并且在下游端具有出口(82)的腔室(78)，所述涡轮护罩(60)和所述声衬的所述上游端相对于彼此布置成使得在运行时所述涡轮护罩与所述涡轮封严装置之间的任何泄漏气体流流入所述径向外部环形构件(70)的所述径向内表面(74)与所述声衬之间的所述腔室(78)，以管理所述径向外部环形构件的温度。2.根据权利要求1所述的涡轮装置，其中，所述涡轮护罩的所述径向内表面(74)以第一半径(r1)布置，所述涡轮封严装置(44)以第二半径(r2)布置，所述声衬(76)的所述上游端具有径向外表面，所述声衬的所述上游端处的所述径向外表面以第三半径(r3)布置，其中，所述第三半径等于或大于所述第一半径且小于所述第二半径。3.根据权利要求1或2所述的涡轮装置，其中，所述径向外部环形构件(70)具有多个径向向内延伸挂钩，并且所述声衬具有多个径向向外延伸挂钩以接合所述径向外部环形构件上的径向向内延伸挂钩。4.根据权利要求3所述的涡轮装置，其中，所述径向外部环形构件(70)具有第一环形径向向内延伸挂钩(86a)和与所述第一环形径向向内延伸挂钩轴向间隔开的第二环形径向向内延伸挂钩(86b)。5.根据权利要求3或4所述的涡轮装置，其中，所述声衬(76)具有第一多个周向间隔开的径向向外延伸挂钩和与所述第一多个周向间隔开的径向向外延伸挂钩轴向间隔开的第二多个周向间隔开的径向向外延伸挂钩。6.根据权利要求1至5中任一项所述的涡轮装置，其中，所述声衬(76)包括多个周向布置的衬板(75)。7.根据权利要求6所述的涡轮装置，其中，每个衬板(75)具有周向间隔开的边缘(77)，所述周向间隔开的边缘的形状对应于所述静叶的形状。8.根据权利要求1至7中任一项所述的涡轮装置，其中，所述径向外部环形构件(70)的所述径向内表面(74)具有从其径向向内延伸的至少一个传热增强构造(90)。9.根据权利要求8所述的涡轮装置，其中，所述径向外部环形构件(70)的所述径向内表面(74)具有从其径向向内延伸的至少一个周向延伸肋。10.根据权利要求9所述的涡轮装置，其中，具有至少一个环形肋。
11.根据权利要求8至11中任一项所述的涡轮装置，其中，所述径向外部环形构件(70)的所述径向内表面(74)具有从其径向向内延伸的多个基座。12.根据权利要求11所述的涡轮装置，其中，所述基座布置成多个轴向间隔开的行。13.根据权利要求1至10中任一项所述的涡轮装置，其中，所述声衬的所述径向外表面(84)具有从其径向向外延伸的至少一个传热增强构造(90)。14.根据权利要求13所述的涡轮装置，其中，所述声衬(76)的所述径向外表面(84)具有从其径向向外延伸的至少一个周向延伸肋。15.根据权利要求13或14所述的涡轮装置，其中，所述声衬(76)的所述径向外表面(84)具有从其径向向外延伸的多个基座。16.根据权利要求15所述的涡轮装置，其中，所述基座布置成多个轴向间隔开的行。17.根据权利要求1至16中任一项所述的涡轮装置，其中，每个涡轮转子动叶(50)包括翼部(58)和在所述翼部的径向内端处的平台(56)，每个涡轮静叶具有至少一个内部冷却剂通道，每个涡轮转子动叶的所述至少一个内部冷却剂通道具有在所述平台的径向内侧的出口，所述涡轮转子动叶和所述声衬的所述上游端相对于彼此布置成使得在运行时离开每个涡轮转子动叶的所述至少一个冷却剂通道的任何冷却剂流入所述径向内部环形构件的所述径向外表面与第二声衬之间的腔室中。18.根据权利要求1至16中任一项所述的涡轮装置，其中，每个涡轮转子动叶(50)包括翼部(58)、位于所述翼部的径向内端处的平台(56)和位于所述平台下方的叶柄，所述涡轮转子动叶中的至少一部分的所述平台具有贯穿其中的孔，在周向相邻的涡轮转子动叶的所述叶柄之间限定有多个空间，周向相邻的涡轮转子动叶的所述平台和所述转子、所述涡轮转子动叶和所述第二声衬的所述上游端相对于彼此布置成使得在运行时所述空间中的任何气体流入所述径向内部环形构件的所述径向外表面与所述第二声衬(94)之间的所述腔室中。19.根据权利要求1至16中任一项所述的涡轮装置，其中，在所述转子的下游面与支撑结构(69)的上游面之间布置有盘腔(112)，所述支撑结构连接到径向内部环形构件(68)，所述盘腔布置成径向向外并沿下游方向将冷却剂供应到位于所述径向内部环形构件(68)的所述径向外表面(84)与所述第二声衬(94)之间的所述腔室(78)中。20.根据权利要求17至19中的任一项所述的涡轮装置，其中，所述涡轮转子动叶的所述平台的下游端处的径向外表面以第五半径(r5)布置，所述第二声衬(94)具有径向内表面并且所述第二声衬的上游端处的所述径向内表面以第六半径布置，其中所述第六半径等于或小于所述第五半径。21.根据权利要求17至20中任一项所述的涡轮装置，其中，所述径向内部环形构件(68)具有多个径向向外延伸挂钩，并且所述第二声衬具有多个径向向内延伸挂钩以接合所述径向内部环形构件上的所述径向向外延伸挂钩。22.根据权利要求17至21中任一项所述的涡轮装置，其中，所述径向内部环形构件(68)的所述径向外表面具有从其径向向外延伸的至少一个传热增强构造(90)，或者所述第二声衬的所述径向内表面具有从其径向向内延伸的至少一个传热增强构造。23.一种燃气涡轮发动机(10)，包括根据权利要求1至22中任一项所述的涡轮装置。24.一种用于飞行器的燃气涡轮发动机(100)，所述燃气涡轮发动机包括：
发动机核心机(11)，包括涡轮、压气机和连接所述涡轮与所述压气机的核心机轴；风扇(23)，位于所述发动机核心机的上游，所述风扇包括多个扇叶；以及齿轮箱(30)，接收来自所述核心机轴的输入并向所述风扇输出驱动，从而以低于所述核心机轴的转速驱动所述风扇；所述涡轮包括涡轮转子装置(42)、涡轮封严装置(44)和涡轮出口静子叶片装置(46)；所述涡轮转子装置(42)包括转子和从所述转子径向延伸并固定到所述转子的多个周向间隔开的涡轮转子动叶，每个涡轮转子动叶在径向外端处具有涡轮护罩(60)；所述涡轮封严装置(44)与所述涡轮转子动叶的所述涡轮护罩径向间隔开并围绕所述涡轮护罩布置；所述涡轮出口静子叶片装置(46)包括径向内部环形构件(68)、同轴地围绕所述径向内部环形构件布置的径向外部环形构件(70)以及在所述径向内部环形构件与所述径向外部环形构件之间径向延伸并且被固定到所述径向内部环形构件和所述径向外部环形构件的多个周向间隔开的静叶(72)，所述径向外部环形构件具有径向内表面；所述涡轮出口静子叶片装置(46)的静叶布置在所述涡轮转子装置(42)的转子动叶(50)的下游；声衬(76)与所述径向外部环形构件的所述径向内表面(74)径向向内间隔开以限定在上游端具有入口(80)并且在下游端具有出口(82)的腔室(78)，所述涡轮护罩(60)和所述声衬的所述上游端相对于彼此布置成使得在运行时所述涡轮护罩与所述涡轮封严装置之间的任何泄漏气体流流入所述径向外部环形构件(70)的所述径向内表面(74)与所述声衬之间的所述腔室(78)，以管理所述径向外部环形构件的温度。25.根据权利要求24所述的燃气涡轮发动机，其中：所述涡轮为第一涡轮，所述压气机为第一压气机，所述核心机轴为第一核心机轴。所述发动机核心机(11)还包括第二涡轮、第二压气机和将所述第二涡轮与所述第二压气机连接的第二核心机轴；并且所述第二涡轮、所述第二压气机和所述第二核心机轴布置成以比所述第一核心机轴更高的转速旋转。

技术总结
本发明提供一种涡轮装置，包括涡轮转子装置、涡轮封严装置和涡轮出口静子叶片装置。涡轮转子装置包括转子和从转子径向延伸的多个涡轮静叶。每个涡轮静叶具有涡轮护罩。涡轮封严装置围绕涡轮护罩径向间隔开。涡轮出口静子叶片装置包括同轴布置的径向内部和外部环形构件和在径向内部和外部环形构件之间径向延伸的多个静叶。静叶布置在涡轮静叶的下游。声衬与环形构件的径向内表面径向向内间隔开以限定腔室。涡轮护罩和声衬的上游端布置成使得在运行时涡轮护罩与涡轮封严装置之间的任何泄漏气体流流入腔室以管理径向外部环形构件的温度。的温度。的温度。


技术研发人员：R.M.汤斯 J.L.洛佩斯
受保护的技术使用者：艾特帕新世代涡轮机有限责任公司
技术研发日：2022.12.23
技术公布日：2023/6/28